TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 21.55 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-th25816-il-200000.txt Download as CSV file: xf-th25816-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: TH 25816 HALE AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.0490 0.12519 0.12148 -0.1365 0.8708 0.0904
-13.500 -0.1651 0.12384 0.11998 -0.1403 0.8864 0.0881
-12.750 -0.6506 0.07219 0.06642 -0.1247 0.8649 0.0458
-12.500 -0.6510 0.07059 0.06470 -0.1218 0.8610 0.0447
-12.250 -0.6458 0.06713 0.06111 -0.1208 0.8591 0.0440
-12.000 -0.6450 0.06395 0.05771 -0.1192 0.8576 0.0433
-11.750 -0.6753 0.06350 0.05717 -0.1111 0.8508 0.0432
-11.500 -0.6856 0.06140 0.05487 -0.1067 0.8464 0.0423
-11.250 -0.6901 0.05790 0.05092 -0.1032 0.8442 0.0408
-11.000 -0.7053 0.05510 0.04747 -0.0975 0.8423 0.0394
-10.750 -0.7529 0.05626 0.04862 -0.0855 0.8332 0.0394
-10.500 -0.7560 0.05535 0.04747 -0.0810 0.8301 0.0390
-10.250 -0.7111 0.05277 0.04466 -0.0847 0.8292 0.0390
-10.000 -0.6537 0.05056 0.04227 -0.0901 0.8288 0.0392
-9.750 -0.5897 0.04887 0.04053 -0.0963 0.8286 0.0397
-9.500 -0.5406 0.04778 0.03941 -0.1001 0.8280 0.0404
-9.250 -0.5017 0.04690 0.03850 -0.1025 0.8272 0.0418
-9.000 -0.5475 0.04816 0.03975 -0.0908 0.8177 0.0415
-8.750 -0.5183 0.04764 0.03919 -0.0914 0.8157 0.0425
-8.500 -0.4873 0.04701 0.03849 -0.0924 0.8141 0.0439
-8.250 -0.4521 0.04636 0.03776 -0.0939 0.8130 0.0449
-8.000 -0.4152 0.04558 0.03703 -0.0957 0.8121 0.0459
-7.750 -0.3875 0.04465 0.03616 -0.0964 0.8112 0.0475
-7.500 -0.4426 0.04635 0.03783 -0.0833 0.8006 0.0468
-7.250 -0.4300 0.04582 0.03731 -0.0816 0.7984 0.0480
-7.000 -0.4132 0.04506 0.03653 -0.0805 0.7968 0.0495
-6.750 -0.3952 0.04420 0.03562 -0.0797 0.7956 0.0516
-6.500 -0.4407 0.04554 0.03695 -0.0683 0.7864 0.0509
-6.250 -0.4412 0.04527 0.03663 -0.0643 0.7831 0.0523
-6.000 -0.4384 0.04448 0.03585 -0.0611 0.7811 0.0544
-5.750 -0.4278 0.04369 0.03504 -0.0589 0.7796 0.0582
-5.500 -0.4142 0.04279 0.03409 -0.0571 0.7784 0.0621
-5.250 -0.4768 0.04461 0.03590 -0.0430 0.7680 0.0595
-5.000 -0.4792 0.04415 0.03539 -0.0385 0.7654 0.0623
-4.750 -0.4801 0.04337 0.03460 -0.0341 0.7636 0.0693
-4.500 -0.4801 0.04234 0.03361 -0.0295 0.7621 0.0806
-4.250 -0.5325 0.04374 0.03493 -0.0170 0.7537 0.0742
-4.000 -0.5426 0.04341 0.03468 -0.0113 0.7507 0.0885
-3.750 -0.5609 0.04156 0.03352 -0.0043 0.7484 0.1983
-3.500 -0.5825 0.03833 0.03165 0.0031 0.7465 0.4361
-3.250 -0.5723 0.03747 0.03189 0.0071 0.7453 0.6526
-3.000 -0.5923 0.03867 0.03315 0.0138 0.7394 0.6682
-2.750 -0.5886 0.03960 0.03415 0.0174 0.7362 0.6930
-2.500 -0.5693 0.04023 0.03473 0.0190 0.7332 0.7198
-2.250 -0.5412 0.04117 0.03567 0.0197 0.7310 0.7386
-2.000 -0.5114 0.04245 0.03693 0.0205 0.7296 0.7552
-1.750 -0.4768 0.04509 0.03959 0.0223 0.7284 0.7722
-1.500 -0.4999 0.04723 0.04182 0.0301 0.7216 0.7756
-1.250 -0.4902 0.04875 0.04330 0.0336 0.7180 0.7885
-1.000 -0.4560 0.05138 0.04591 0.0343 0.7158 0.7917
-0.750 -0.4065 0.05359 0.04805 0.0319 0.7141 0.7951
-0.500 -0.3981 0.05212 0.04645 0.0336 0.7125 0.8057
-0.250 -0.3781 0.05287 0.04715 0.0346 0.7082 0.8073
0.000 -0.3116 0.05258 0.04671 0.0284 0.7104 0.8081
0.250 -0.3675 0.05443 0.04867 0.0400 0.6996 0.8119
0.500 -0.3395 0.05432 0.04848 0.0393 0.6974 0.8150
0.750 -0.3158 0.05299 0.04701 0.0385 0.6957 0.8231
1.000 -0.2764 0.05302 0.04695 0.0365 0.6946 0.8244
1.250 -0.3127 0.05466 0.04868 0.0450 0.6847 0.8271
1.500 -0.2843 0.05471 0.04866 0.0443 0.6818 0.8293
1.750 -0.2512 0.05460 0.04848 0.0429 0.6800 0.8320
2.000 -0.2181 0.05431 0.04810 0.0414 0.6787 0.8362
2.250 -0.1848 0.05377 0.04746 0.0395 0.6777 0.8412
2.500 -0.2190 0.05524 0.04901 0.0475 0.6659 0.8439
2.750 -0.1872 0.05527 0.04899 0.0464 0.6639 0.8460
3.000 -0.1533 0.05520 0.04886 0.0450 0.6625 0.8485
3.250 -0.1176 0.05501 0.04862 0.0433 0.6615 0.8520
3.500 -0.1442 0.05598 0.04960 0.0492 0.6495 0.8587
3.750 -0.1150 0.05600 0.04958 0.0486 0.6475 0.8606
4.000 -0.0823 0.05594 0.04949 0.0476 0.6462 0.8628
4.250 -0.0472 0.05579 0.04931 0.0461 0.6451 0.8654
4.500 -0.0684 0.05706 0.05061 0.0515 0.6329 0.8706
4.750 -0.0378 0.05684 0.05034 0.0501 0.6309 0.8753
5.000 -0.0058 0.05658 0.05007 0.0494 0.6296 0.8776
5.250 0.0289 0.05632 0.04978 0.0482 0.6285 0.8801
5.500 0.0084 0.05785 0.05136 0.0534 0.6159 0.8846
5.750 0.0394 0.05759 0.05107 0.0522 0.6141 0.8889
6.000 0.0732 0.05712 0.05057 0.0510 0.6128 0.8922
6.250 0.1059 0.05676 0.05021 0.0502 0.6119 0.8951
6.500 0.0865 0.05837 0.05186 0.0553 0.5988 0.8999
6.750 0.1183 0.05795 0.05143 0.0542 0.5972 0.9044
7.000 0.1510 0.05743 0.05090 0.0532 0.5960 0.9076
7.250 0.1804 0.05712 0.05060 0.0527 0.5943 0.9107
7.500 0.1656 0.05865 0.05217 0.0570 0.5816 0.9155
7.750 0.1970 0.05812 0.05162 0.0561 0.5802 0.9202
8.000 0.2285 0.05749 0.05100 0.0556 0.5791 0.9236
8.250 0.2633 0.05679 0.05033 0.0544 0.5783 0.9274
8.500 0.2449 0.05855 0.05211 0.0590 0.5644 0.9327
8.750 0.2524 0.05931 0.05291 0.0605 0.5569 0.9363
9.000 0.3134 0.05712 0.05073 0.0566 0.5623 0.9395
9.250 0.2993 0.05886 0.05250 0.0606 0.5487 0.9449
9.500 0.3330 0.05818 0.05185 0.0594 0.5474 0.9485
9.750 0.3334 0.05976 0.05348 0.0611 0.5361 0.9522
10.000 0.3637 0.05926 0.05301 0.0601 0.5333 0.9560
10.250 0.3990 0.05850 0.05228 0.0586 0.5318 0.9594
10.500 0.4428 0.05772 0.05155 0.0554 0.5307 0.9615
10.750 0.4862 0.05697 0.05085 0.0524 0.5297 0.9640
11.000 0.5299 0.05596 0.04989 0.0495 0.5290 0.9670
11.250 0.5256 0.05810 0.05210 0.0513 0.5153 0.9706
11.500 0.5748 0.05706 0.05113 0.0473 0.5144 0.9721
11.750 0.6018 0.05767 0.05181 0.0454 0.5077 0.9737
12.000 0.6596 0.05575 0.04996 0.0409 0.5092 0.9753
12.250 0.7154 0.05390 0.04818 0.0365 0.5100 0.9772
12.500 0.7753 0.05172 0.04607 0.0318 0.5109 0.9794
12.750 0.8417 0.04903 0.04345 0.0266 0.5119 0.9817
13.250 0.9007 0.04990 0.04448 0.0221 0.4928 0.9844
13.500 0.9302 0.05023 0.04487 0.0200 0.4825 0.9860
13.750 0.9995 0.04756 0.04223 0.0142 0.4786 0.9878
14.000 1.0169 0.04868 0.04339 0.0135 0.4636 0.9901
14.250 1.0382 0.04947 0.04421 0.0125 0.4492 0.9927
14.500 1.0653 0.04991 0.04465 0.0109 0.4342 0.9956
14.750 1.0898 0.05058 0.04530 0.0095 0.4175 0.9985
15.000 1.1020 0.05141 0.04608 0.0101 0.4007 1.0000
15.250 1.0986 0.05194 0.04654 0.0135 0.3854 1.0000
15.500 1.0947 0.05250 0.04703 0.0170 0.3705 1.0000
15.750 1.0893 0.05331 0.04777 0.0204 0.3548 1.0000
16.000 1.0837 0.05430 0.04870 0.0235 0.3391 1.0000
16.250 1.0802 0.05560 0.04992 0.0261 0.3231 1.0000
16.500 1.0765 0.05733 0.05159 0.0282 0.3062 1.0000
16.750 1.0736 0.05926 0.05345 0.0299 0.2891 1.0000
17.000 1.0710 0.06135 0.05548 0.0313 0.2726 1.0000
17.250 1.0695 0.06348 0.05753 0.0325 0.2567 1.0000
17.500 1.0672 0.06580 0.05978 0.0336 0.2411 1.0000
17.750 1.0652 0.06819 0.06211 0.0345 0.2260 1.0000
18.000 1.0647 0.07056 0.06447 0.0351 0.2124 1.0000
18.250 1.0646 0.07292 0.06681 0.0356 0.1993 1.0000
18.500 1.0659 0.07520 0.06905 0.0360 0.1879 1.0000
19.000 1.0709 0.07969 0.07349 0.0363 0.1682 1.0000
19.250 1.0758 0.08167 0.07540 0.0363 0.1601 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)